Mechanika lotu. TEMAT: Parametry aerodynamiczne skrzydła samolotu PZL Orlik. Anna Kaszczyszyn

Transkrypt

1 Mechanika lotu TEMAT: Parametry aerodynamiczne skrzydła samolotu PZL Orlik Anna Kaszczyszyn

2 SAMOLOT SZKOLNO-TRENINGOWY PZL-130TC-I Orlik Dane geometryczne: 1. Rozpiętość płata 9,00 m 2. Długość 9,00 m 3. Wysokość 3,53 m 4. Pole powierzchni nośnej 13,00 m 2 5. Cięciwa przykadłubowa 1.89 m 6. Cięciwa końcowa 1,00 m 7. Rozstaw kół 3,10 m 8. Wydłużenie skrzydła 6,23 m 10. Kąt wzniosu płata: Kąt skrętu płata: Kąt zaklinowania przy kadłubie 3 - Dane masowe: 1. Masa pustego samolotu 1750 Kg 2. Masa startowa w konfiguracji gładkiej (dwóch pilotów, pełne 2153 Kg wewn. Zbiorniki paliwa) 3. Maksymalna masa startowa 2700 Kg 4. Masa w locie, dla której określono osiągi 2150 Kg 5. Masa paliwa 560 L 6. Obciążenie powierzchni nośnej w konfiguracji gładkiej 166 Kg/m 2 7. Obciążenie mocy w konfiguracji gładkiej 3,84 Kg/kW 8. Współczynnik obciążeń dopuszczalnych: +/- +6,5/-3 - Dane zespołu napędowego: 1. Rodzaj, typ i liczba silników: Jeden, turbośmigłowy, Walter M601T 2. Moc startowa 560/761 KW/KM 3. Maksymalna moc trwała 490/666 KW/KM 4. Zużycie paliwa 200 l/h 5. Typ śmigła Avia-Praga - V510T/7 6. Średnica śmigła 2,3 m Osiągi ( przy masie w locie 2150 kg) 1. Prędkość maksymalna na Na wysokości 0 m 400 Km/h maksymalnej mocy przelotowej Na wysokości 3000 m 441 Km/h Na wysokości 6000 m 450 Km/h 2. Dopuszczalna prędkość nurkowania V D Km/h 3. Długość rozbiegu na wysokości 0 m 345 M 4. Długość startu do wysokości 15 m na wysokości 0 m 550 M 5. Długość lądowania z wysokości 15 m na wysokości 0 m 570 M 6. Długość dobiegu na wysokości 0 m 201 M 7. Maksymalna prędkość wznoszenia na Na wysokości 0 m 13,3 m/s maksymalnej mocy przelotowej Na wysokości 3000 m 10,0 m/s Na wysokości 6000 m 6,5 m/s 8. Maksymalny zasięg z zapasem paliwa 530 dm 3 na maksymalnej 840 Km mocy przelotowej bez aeronawigacyjnego zapasu paliwa na wysokości 0 m 9. Długotrwałość lotu w powyższych warunkach 2,1 H

3 10. Maksymalny zasięg z zapasem paliwa 530 dm 3 na maksymalnej 1062 Km mocy przelotowej bez aeronawigacyjnego zapasu paliwa na wysokości 3000 m 11. Długotrwałość lotu w powyższych warunkach 2,41 H 12. Maksymalny zasięg z zapasem paliwa 1030 dm 3 ( z dwoma 1550 Km dodatkowymi zbiornikami paliwa o pojemności po 250 dm 3 ) na maksymalnej mocy przelotowej bez aeronawigacyjnego zapasu paliwa na wysokości 0 m 13. Długotrwałość lotu w powyższych warunkach 4,08 H 14. Maksymalny zasięg z zapasem paliwa 1030 dm 3 ( z dwoma 1905 Km dodatkowymi zbiornikami paliwa o pojemności po 250 dm 3 ) na maksymalnej mocy przelotowej bez aeronawigacyjnego zapasu paliwa na wysokości 0 m 15. Długotrwałość lotu w powyższych warunkach 4,68 H 16. Ograniczenie pułapu praktycznego. Do: 6000 m 17. Czas wznoszenia na 4500 m 540 S Dane eksploatacyjne: 1. Maksymalna dopuszczalna prędkość operacyjna (IAS) 480 Km/h 2. Maksymalna operacyjna liczba Macha 0,48-3. Maksymalna obliczeniowa liczba Macha przy nurkowaniu 0,60-4. Maksymalna prędkość wypuszczania podwozia (IAS) 290 Km/h 5. Prędkość przeciągnięcia z wypuszczonymi klapami i podwoziem 112 Km/h bez podwieszeń (IAS) 6. Graniczny współczynnik przeciążenia przy masie samolotu ,5/-2 - kg +/- 7. Graniczny współczynnik przeciążenia przy masie samolotu ,4/-1,76 - kg +/- 8. Graniczny współczynnik przeciążenia przy wypuszczonych klapach +2 - Uwagi: 1. Profile płata: NACA (zmodyfikowany) 2. Lotki typu Frise o stałej cięciwie 3. Profil usterzenia: NACA (zmodyfikowany), Usterzenie poziome-prostokątne, pionowe trapezowe 4. Śmigło pięciopłatowe nastawne

4 Do wykonania projektu posłużymy się danymi samolotu PZL-130 Orlik" 1. Geometria płata Dane: Rozpiętość płata b 9m=9000mm Cięciwa przykadłubowa C 0 : 1,89m=1890mm Cięciwa końcowa C k : 1m=1000 mm Pole powierzchni płata S: 13 m 2 Kąt wzniosu: 5º Profil skrzydła: NACA Zbieżność skrzydła liczymy jako stosunek cięciwy przykadłubowej skrzydła do cięciwy końcowej. Rząd wielkości tej wielkości zawiera się w przedziale: 1,5-3,5. Zatem: Rząd wielkości jest poprawny. Wyznaczamy wartość średniej cięciwy aerodynamicznej płata C a oraz położenie początku (noska) średniej cięciwy aerodynamicznej względem początku cięciwy przykadłubowej X n z zależności: C a X n

5 Dla płata trapezowego wartości C a oraz X n można wyznaczyć z konstrukcji geometrycznej pokazanej na rysunku lub z zależności: C a X n W powyższych wzorach V xo to kąt skosu krawędzi natarcia płata, zaś Λ oraz λ to odpowiednio wydłużenie i zbieżność, które wynoszą: Λ λ Obliczamy wydłużenie: Λ Obliczamy wartość średniej cięciwy aerodynamicznej płata C a : C a

6 W tym przypadku kąt skosu wynosi V xo =3º Bbliczamy położenie początku średniej cięciwy aerodynamicznej względem początku cięciwy przykadłubowej X N : X n

7 2. Charakterystyki profilu płata Do wykonania samolotu PZL-130 Orlik przyjęto profil NACA Tabela wartości x i y dla profilu NACA

8 Następnie, posługując się danymi samolotu, obliczymy wartość liczby Reynoldsa odpowiadającej minimalnej prędkości lotu ustalonego VS1 (w pobliżu ziemi): Minimalna prędkość lotu ustalonego Vs 1 = 150km/h = 41,67m/s lepkość kinematyczna: ν 0 = 1,461x10-5 m²/s Re 1 = Vs 1 Re 1 = 41,67 Wartości Re 1 przyjmujemy jako Re = 9 * Poszczególne punkty odczytujemy z wykresu i zamieszczamy w tabeli Cz -0,7-0,5-0,4-0,3 0,05 0 0,15 0,3 0,4 0,5 0,63 0,8 α ,0 5 1,2 5 1,4 2 1,5 5 1,6 1,5 1 1,5 1, Cz -1,15-0, ,4-0,3 0 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,85 1,05 1,25 1,4 1,55 Cx 0,013 0,0108 0,0092 0,0071 0,0069 0,0045 0,0042 0,0045 0,005 0,006 0,007 0,0085 0,0098 0,012 0,014 0,018 α Cx 0,0097 0,0071 0,0069 0,0045 0,0047 0,0045 0,005 0,006 0,0073 0,009 0,0098 0,012 0,016 0,018 Charakterystyki płata: Cx=Cx + Cx tech + Cxi Cx=Cx + Cx tech + -współczynnik poprawkowy zależący od obrysu skrzydeł Przyjmuję dla skrzydeł o obrysie trapezowym =1,11 Ponieważ dany model samolotu posiada skrzydła o budowie metalowej, wzrost współczynnika opory płata obliczamy w następujący sposób: Cx tech = 0.15*Cx min

9 Cx min = 0,0045 Cx tech = 0.15*0,0045 = 0, Cz ,4-0,3 0 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,85 1,05 1,25 1,4 1,55 Cx 0,071 0,025 0,017 0,005 0,009 0,015 0,023 0,034 0,047 0,087 0,129 0,181 0,226 0,278 Średni kąt natarcia obliczamy w następujący sposób: α =α + αi α =α + Cz ,4-0,3 0 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,85 1,05 1,25 1,4 1,55 α -8,08-5,04-4,03-1,00 0,02 1,03 2,04 3,05 4,06 6,09 8,11 10,13 12,15 14,17 Zestawiamy w tabeli dane Cx i α Cx 0,071 0,025 0,017 0,005 0,009 0,015 0,023 0,034 0,047 0,087 0,129 0,181 0,226 0,278 α -8,08-5,04-4,03-1,00 0,02 1,03 2,04 3,05 4,06 6,09 8,11 10,13 12,15 14,17 Wnioski: Profil jakiego użyłam w projekcie jest profilem niesymetrycznym. W takim profilu siła nośna powstaje niezależnie od tego, że kąt natarcia wynosi zero. Kąt natarcia możemy zwiększać do momentu osiągnięcia kąta krytycznego, a do tego momentu, siła nośna rośnie wraz ze wzrostem kąta natarcia. Wzrost liczby Reynoldsa powoduje spadek maksymalnych wartości kąta natarcia i siły nośnej. Wzrost siły nośnej w stosunku do kąta natarcia uzyskamy poprzez zastosowanie urządzeń aerodynamicznych np. klap. Siła oporu wzrasta wraz ze wzrostem liczby Re i istnieje nawet wtedy, gdy siła nośna równa się zero. Zależności jakie charakteryzują profil będą się zmieniać w czasie powstawania samolotu. Dodanie m. in. kadłuba spowoduje wzrost masy i oporu, podczas gdy siła nośna zmienia się będzie nieznacznie. Duże znaczenie ma opór indukcyjny, który można zmniejszyć przez zastosowanie większego wydłużenia i odpowiedniego obrysu skrzydła.